Способ и устройство для обнаружения вихревого образования над (перед) винтом летательного аппарата (варианты)

Способ и устройство для обнаружения вихревого образования над (перед) винтом летательного аппарата (варианты)

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к авиационному приборостроению и может быть использовано в летательных аппаратах с винтами большого диаметра.

Рассмотрим работу воздушного винта, пользуясь аэромагнитной аналогией (1, c.89). Вращаясь, лопасти винта отбрасывают назад (вниз) воздух, создавая аэродинамические силы и его осевую скорость. За винтом струя воздуха закручивается в сторону его вращения (фиг.1 - аналогия с гребным винтом).

Дальнейшее описание в основном относится к несущему винту вертолета. Под винтом возникает область повышенного давления. Над винтом - область пониженного давления. В результате образуется сила-упор, направленная вверх. Эта сила, уравновешивая вес вертолета, поддерживает его на определенной высоте. В случае ее превышения над весом вертолет поднимается (набирает высоту). При ее снижении вертолет опускается. Более строгое описание требует учета выталкивающей силы, действующей на вертолет со стороны среды (воздуха).

Вес и выталкивающая сила направлены встречно. Уравнение равновесия, удержания вертолета на определенной высоте, имеет вид

где P_y - упор, G - вес, В - выталкивающая сила.

Представим аэродинамическое поле винта в виде пространственного диполя, комбинации источника и стока с равными расходами. Упрощенное силовое поле является набором "эллиптических" силовых линий, расположенных вокруг винта. Здесь полезна аналогия с электромагнитным полем соленоида, состоящего из двух половин: неподвижной (пространство под винтом) и подвижной (пространство над винтом). Источником является северный полюс, а стоком - южный (фиг.2).

Принципиальным отличием поля винта от поля соленоида является наличие у первого закрутки силовых линий (для упрощения закрутка на фиг.2 не показана). Также не показано влияние корпуса носителя.

В соответствии с (1, с.95) крутящий момент винта рассчитывается по формуле

где D - диаметр винта, n - скорость вращения винта, ρ - плотность воздуха, К₁ - коэффициент момента.

Из формулы 2 следует наличие резкого различия величины крутящего момента у винтов большого и малого диаметра. Отношение их может достигать нескольких порядков.

Выражение для упора винта имеет вид:

где К₂ - коэффициент упора, P_у˜D⁴.

Таким образом, для винтов большого диаметра характерно наличие очень больших крутящего момента и упора. Например, увеличение диаметра в два раза приводит к увеличению момента в 32, а упора в 16 раз (при постоянных оборотах). В результате резко возрастает степень закрутки воздуха.

Фото гребного винта (фиг.1), заимствованное из (3), хорошо показывает закрутку воды за винтом, образование жгутов силовых линий (трубок тока), сходящих с концевых кромок лопастей, и их образование на засасывающей стороне. Силовая линия является замкнутой спиралью переменного шага и радиуса. Совокупность множества силовых линий образует силовое поле винта. Вдоль этих линий происходит движение масс воздуха (воды). Структура поля хорошо видна у гребного винта благодаря кавитационным пузырькам. Особенности этой структуры будут использованы и для описания поля воздушного винта. Отличия обуславливаются тем, что плотность воздуха на три порядка меньше плотности воды, ось вращения винта вертолета вертикальна и носитель расположен под винтом, в области повышенного давления.

Геометрическую модель поля около винта можно представить в виде двух усеченных конусов, имеющих одну вертикальную ось и одно малое основание, совпадающее с диском винта. В верхнем конусе - недостаток давления, в нижнем - избыток.

Источником закрутки являются нагнетающие поверхности лопастей винта, создающие вращающий момент. Несмотря на снижение закрутки корпусом носителя она передается в область над винтом благодаря вращению засасывающих поверхностей лопастей и наличию вязкости. Степень закрутки может быть различной. При некоторых условиях (о них будет сказано ниже) закрутка может достигать наибольшего значения. В результате над винтом возникает вихревое образование - (фиг.3), подобие смерча.

При горизонтальном движении встречный поток сносит назад вихревое образование и оно исчезает. Однако через некоторое (малое) время образование вновь возникает, имея вертикальную ось, и оно сносится встречным потоком. Таким образом, смерчь описывает в вертикальной плоскости подобие сектора-квадранта. Его существование носит циклический характер. При зарождении его ось вертикальна, при исчезновении горизонтальна. Период смерча можно определить по формулам

где t_о - время образования, t_и - время исчезновения, t_д - время действия

где Н - высота образования, U_н - скорость набегающего потока.

Частота обратна периоду, т.е.

Задаваясь значениями Н=100 м и U_н=30 м/с, получим значения Т=5 с и f=0,2 Гц.

Следовательно, вектор упора может иметь горизонтальную составлящую, изменяющуюся за период от нуля до максимума. При этом его вертикальная составляющая изменится от максимума до нуля. Уточняя, необходимо определить характер упора как пульсирующий, имеющий постоянную и переменную составляющие.

Рассмотрим подробнее факторы, влияющие на амплитуду и частоту изменения переменной составляющей упора. Главной причиной возникновения смерча над винтом является соотношение энергий поступательного и вращательного движения. Это определяется уравнением

где m_п - масса воздуха поступательного движения, U_п - скорость поступательного движения, ω - угловая скорость вращательного движения, I - момент инерции вращающейся массы воздуха.

Момент инерции вращающегося цилиндра определяется формулой

где m_в - вращающаяся масса, R_в - средний радиус вращения.

Обозначим энергию поступательного вращательного движения символами А и В соответственно. Уравнение 6 имеет вид: А=В и характеризует предвихревое состояние винта. Оно неустойчиво, смерча нет, но он при появлении способствующего фактора может возникнуть. Неравенству А>В соответствует устойчивое состояние отсутствия смерча. Неравенству А<В соответствует устойчивое состояние присутствия смерча.

Способствующим фактором, приводящим к возникновению смерча, является восходящий поток. Он способен изменить равенство А=В на неравенство А<В или на А≪В.

Дадим краткое описание источникам восходящих потоков. Пожары на местности, на технических сооружениях, на транспорте, действующие вулканы, участки местности, имеющие темную окраску, котлованы и прогреваемые солнцем ущелья, водная поверхность во второй половине дня - все это может создавать восходящие потоки воздуха. При этом их геометрия на высоте превосходит в десятки и более раз за счет присоединенной массы (турбулентное перемешивание, эжектирующее действие). С учетом этого кратковременный способствующий фактор превращается в долговременный, способный вызвать серию (временную последовательность) вихревых образований. Их визуализация практически отсутствует, при этом внимание экипажа сосредоточено на местность.

В результате переменная составляющая упора, ее амплитуда пропорционально (в определенных пределах) зависит от интенсивности восходящего потока. Последний направлен встречно.

Воздушный винт является генератором амплитудно-модулированных колебаний. Спектр этих колебаний линейчатый. Основная энергия сосредоточена в несущей частоте f_н и в двух боковых частотах: f_н+f и f_н-f. При этом f - частота модулирующей функции (циркуляции смерча над винтом). Несущая частота определяется по формуле

где n - скорость вращения винта, N - количество лопастей.

Для рассматриваемого случая при n=240 об/мин (4 об/с) и N=3 несущая частота равна 12 Гц, верхняя боковая равна 12,2 Гц, нижняя боковая составляет 11,8 Гц. Представленный спектр является упрощенным, вытекающим из гармонического анализа. Реальная форма несущей более сложная. Однако в ней можно выделить первую гармонику.

Таким образом, упор (подъемная сила) является в первом приближении амплитудно-модулированной функцией. При этом коэффициент модуляции в крайних случаях может приближаться к единице (возникновение интенсивного смерча). Следствием этого может быть резкая потеря высоты (провал) с катастрофическими последствиями.

Рассмотрим траекторию движения вертолета, нагруженного водой, при тушении пожара. На тректории можно выделить три участка. Участок подлета - участок торможения и снижения высоты не является опасным. Последнее характеризуется неравенством А≫В и справедливо в случае учета экипажем геометрии присоединенных масс восходящего потока воздуха. В конце этого участка может иметь место неравенство А>B.

Участок пролета над очагом пожара является опасным и здесь в потоке воздуха над винтом могут иметь место соотношения: A≃B или А<В. При существовании равенства A≃B сброс воды в очаг пожара изменит его на неравенство А>В. Вихревое образование над винтом отсутствует.

При существовании неравенства А<В (к нему приводит работа винта в мощном восходящем потоке) над винтом возникает смерч, вершина которого под влиянием встречного потока (вертолет на малой скорости перемещается над очагом пожара) смещается назад. Вектор равнодействующей подъемной силы начинает вращаться вокруг горизонтальной оси, проходящей через центр тяжести вертолета. Последнее обуславливает появление вращающего момента, увеличение угла между диском винта и горизонталью, провал вертолета, увеличиващийся при сносе смерча с диска винта.

Здесь возможны следующие случаи. Сброс воды происходит в начале цикла существования смерча, когда вращающий момент только возникает. После сброса неравенство А<В изменится на А>В, смерч исчезает и вертолет резко набирает высоту. Сброс воды производится в середине цикла действия смерча. Имеет место бóльший провал вертолета. Однако при сбросе неравенство А<В изменится на А>В.

Сброс воды производится в конце цикла смерча. Имеет место наибольший провал (потеря высоты). Неравенство А<В после сброса не превращается в неравенство А>В и над вертолетом вновь возникает смерч.

Работа винта в вихревом образовании (в смерче) имеет следующие отличия. Упрощая, рассматриваем лопасть винта как крыло с постоянным углом атаки по длине. При этом лопасть расчленяем на две части: центральную и периферийную. В центральной части смерча имеет место разрежение, обуславливающее отсутствие подъемной силы в этой части лопасти. На периферии происходит принципиальное изменение характера обтекания воздухом лопасти. Слои воздуха вовлечены во вращательное движение согласно с вращением лопасти, уменьшается скорость обтекания воздухом лопасти и уменьшается подъемная сила.

Таким образом, образование водоворота (гребной винт) и образование смерча (воздушный винт) на засасывающей стороне существенно изменяет (ухудшает) условия обтекания поверхностей лопасти. Следствием этого является значительное уменьшение упора для гребного винта и подъемной силы у воздушного винта.

При перемещении массы воды в емкости, подвешенной на тросе, в силу указанных причин система вертолет - емкость может расчлениться на две системы, каждая из которых совершает движение по своей траектории. Система емкость - трос и система - вертолет могут иметь сдвиг по фазе и пересечение траектории движения. Летчик, видя потерю высоты, срочно увеличивает скорость вращения винта. Однако этим он только увеличивает интенсивность смерча, продолжает терять высоту и, возможно, входить в более интенсивные восходящие потоки, увеличивая интенсивность смерча и потерю высоты. При падении вертолет опережает облегченную емкость, пересекая горизонтальной балкой трос.

Кратко перечислим действия, приводящие к катастрофе:

1) вхождение в сильный восходящий поток на малой высоте с большой скоростью вращения винта;

2) образование смерча над винтом и потеря высоты;

3) сброс воды и уменьшение расстояния между емкостью и вертолетом;

4) увеличение скорости вращения винта;

5) увеличение интенсивности смерча и дальнейшая потеря высоты;

6) увеличение расстояния по горизонтали между вертолетом и емкостью;

7) пересечение горизонтальной балкой вертолета троса.

В результате полная потеря управлением и обреченность вертолета. Здесь возможна грубая аналогия с буксирующим автомобилем: чем больше водитель нажимает на педаль "газа", тем больше вязнет автомобиль.

Рассмотренное развитие и окончание второго участка траектории является крайним случаем попадания в очень сильный восходящий поток. По-видимому, чаще после разгрузки воды даже при наличии смерча его удается погасить за счет высвободившейся подъемной силы, которой хватает для ухода из опасной зоны. В этом случае у траектории имеется третий участок, на котором производится разгон и набор высоты.

Попытаемся ответить на вопрос: возможно ли подобное развитие событий у винтовой авиации? Восходящий поток, имеющий горизонтальную составляющую, направленную согласно с движением самолета, вряд ли вызовет смерч. Однако сильный попутный ветер (тем более ураган или шквал) способен создать смерч, ось которого вначале горизонтальна. Затем под влиянием подъемной силы (по оси смерча существует разрежение) его передняя часть поднимается и сносится встречным потоком. В случае расположения винта не по центру на смерч дополнительно действуют носовые расходящиеся волны, НРВ. Последние усложняют траекторию смерча.

Отметим, что диаметр винта вертолета не превышает 20 м. Диаметр винта самолета может достигать 3 м. Однако скорость попутного ветра может составлять 150 км/ч и более. Последнее значительно повышает вероятность возникновения смерча у малой авиации, скорость которой не превышает 400 км/ч. Наличие облачности и тумана увеличивает среднюю плотность среды перед винтом и повышает вероятность смерча.

Следствием возникновения смерча являются уменьшение упора винта, скорости набегания потока на крыло, его подъемной силы и высоты полета. Эти явления периодически повторяются в соответствии с циклами смерча и длительностью действия способствующего фактора (попутного очень сильного ветра). В результате потеря высоты может оказаться недопустимо большой. Попытки летчика набрать высоту, увеличивая скорость вращения винта, могут оказаться безуспешными, так как при этом увеличивается интенсивность смерча. Шквальный попутный ветер, по-видимому, является наиболее опасным ввиду неожиданности и возможности существования в его скоростном поле окружных составляющих. Последние могут являться дополнительным способствующим фактором.

Основным признаком предвихревого нахождения винта (точнее массы воздуха над винтом для вертолета и перед винтом для самолета) является наличие равенства А=В. Используем уравнение 6, формулу для относительной поступи винта и уравнение 7. После подстановки и преобразований получим уравнение 6 в виде

где m_вр - масса воздуха с вращательным движением,

m_пост - масса воздуха с поступательным движением.

Величина λ_p для гребного винта может изменяться в пределах 0,2-0,8. Для воздушного винта λ_р на порядок и более меньше. Из этого следует вывод о том, что масса вращающегося воздуха должна быть значительно меньше массы с поступательным движением по сравнению с водной средой. У воздуха плотность в 1000 раз меньше, что обуславливает необходимость наличия более мощных способствующих факторов образования вихря. Вероятность возникновения водоворота выше, чем вероятность появления смерча. Однако время жизни последнего значительно превышает время существования водоворота ввиду бóльшего демпфирования (торможения) воды.

Найдем другие признаки нахождения воздушного винта в предвихревом состоянии, используя второй закон Ньютона. При этом считаем, что часть массы воздуха, сопряженная с лопастью винта, находится под воздействием упора и крутящего момента, имеет одинаковое ускорение и описывается уравнением

Используя зависимость 9, получим уравнение 10 в виде:

Подставляя формулы для момента 2 и для упора 3 в выражение 11, получим второй признак в виде

Рассмотрим дополнительные факторы, влияющие на возникновение смерча. Их можно разделить на способствующие и препятствующие, на долговременные и кратковременные. Увеличение числа лопастей способствует образованию смерча, так как увеличивается суммарный крутящий момент. К такому же результату приводит увеличение угла атаки, особенно на периферийной части лопасти. Использование двух винтов (спаренных), вращающихся в разные стороны, уменьшает закрутку потока. Увеличение диаметра лопастей увеличивает крутящий момент в большей степени, чем величину упора. Двухвальная модель самолета с внутренним вращением винтов способствует образованию смерча. У нее момент вращения от корпуса (фюзеляжа) направлен согласно с моментом смерча при его подъеме. При наружном вращении винтов моменты направлены встречно, что препятствует образованию смерча.

Одновальную модель самолета можно отнести к препятствующей, так как фюзеляж уменьшает закрутку в пространстве за винтом. Иногда винты располагают за крылом. Такая модель уменьшает закрутку перед винтом. Однако смерч может расчлениться на несколько менее мощных вихревых образований в соответствии с количеством лопастей.

Кратковременные факторы действуют эпизодически, в течение особых режимов движения, например, на циркуляции, при резком изменении высоты и т.п. Они способны возбудить (погасить), усилить (ослабить) смерч на один или несколько циклов. Количество циклов пропорционально длительности фактора.

Особым случаем является попадание вертолета в поток, восходящий по спирали. При согласном вращении потока и винта вероятность возникновения смерча наибольшая. Такие потоки чаще возникают над водной поверхностью и являются предвестниками естественных смерчей.

Почти каждый восходящий поток имеет ядро (центр), где вертельная составляющая скорости наибольшая. По мере движения к периферии потока эта составляющая убывает. Периферийная часть слоя двигается к центру, замещая поднявшуюся центральную. Поток имеет разные по величине горизонтальные градиенты температуры. В нем нельзя выделить изотермические окружности. Последнее обуславливает появление моментов вращения с вертикальной осью и окружных составляющих скорости. Таким образом, атрибутом каждого восходящего потока является подъем воздушных масс по кривой, подобной спирали. Станет ли поток способствующим фактором определяется направлением вращения, интенсивностью и геометрией.

Считается, что винт любого диаметра засасывает воздух равномерно. Существование перед (над) винтом вихревого образования не предполагалось. Поэтому выбор аналогов затруднен и изобретение является пионерным.

Целью изобретения является обнаружение вихревого образования над или перед винтом летательного аппарата. В результате должна быть подана команда как на срочный выход летательного аппарата (ЛА) из опасной зоны, так и на включение механизма коррекции воздушного потока, если таковой имеется.

Простое обнаружение является визуальным. Однако оно возможно при наличии в воздухе иных частиц (пыль, дым, туман и т.п.). При отсутствии этих компонентов обнаружение крайне затруднено (особенно, если смотреть сквозь вращающийся винт).

Выходом из указанного являются искусственная визуализации (например, подкрашенным сжатым воздухом) и постановка передающей телевизионной камеры над или перед винтом. При этом человеческий фактор остается. Субъективный фактор вносит неоднозначность в обнаружение вихря и в принятие решения. Автоматизация обнаружения, принятия команды и коррекции требует конкретных объективных данных, простых для анализа, обработки и связанных с состоянием ЛА. Сам вихрь может быть кратковременным явлением, не представляющим серьезной опасности.

При построении системы обнаружения необходимо взять за основу естественный процесс, состоящий из получения признаков зарождения вихря, его развития до уровня, представляющего опасность, и принятия решения. Решение должно быть своевременным, так как в случае запаздывания провал ЛА может оказаться недопустимо большим, а мощность источника коррекции воздушного потока недостаточной.

Проанализируем как реагирует ЛА и его движитель на возникновение и развитие вихря. В основном рассматриваем вертолет в режиме зависания как наиболее опасный случай. Предполагается, что двигатель работает при постоянной скорости подачи топлива. Без вихря имеет место наименьшая закрутка потока над винтом, наименьшее скольжение винта и наибольшая подъемная сила. Траектория воздушной трубки подобна эллиптической, немного закрученной кривой. Скорость пересечения винтом воздушных трубок наибольшая. Нагрузка на винт (тормозной момент) также максимальна, так как сила трения пропорциональна давлению. Вследствие указанного винт вращается с наименьшей скоростью.

При возникновении вихря воздушные трубки потока изменяют свою ориентацию относительно лопастей винта. Угол пересечения трубок винтом начинает уменьшаться. Увеличивается скольжение винта относительно воздушного потока. Уменьшается их относительная скорость. Уменьшается сила трения и тормозной момент. Движитель начинает набирать обороты и тем больше, чем сильнее закручен воздушный поток. При этом растет вращающий момент винта (см. фиг.2). Процесс имеет лавинообразный характер. В результате резко меняется характер обтекания лопастей. Лопасть теряет свойства крыла, резко уменьшается подъемная сила, КПД движителя приближается к нулю.

Таким образом, имеем один прямой признак и три косвенных. Последние действуют в совокупности. Использование четырех признаков в одной системе повышает вероятность обнаружения. Однако такой принцип является сложным и дорогим. Возможно использование только трех косвенных признаков, содержащихся в высоте В, оборотах О и в топливе Т, точнее в их приращениях (производных по времени). Наличию вихря над винтом характерны следующие производные:

Они имеют место в режиме зависания. Способ обнаружения вихря в этом режиме должен состоять из следующих действий.

1. Измерение текущих значений параметров В, О и Т в момент 1.

2. Измерение текущих значений параметров В, О и Т в момент 2.

3. Вычисление разности текущих значений параметров В, О и Т, измеренных в моменты 1 и 2.

4. Определение знака полученных разностей (приращений) параметров В, О и Т.

5. Сравнение знака приращений со знаками, характерными для рассматриваемого случая.

6. Сравнение абсолютного значения приращений со значениями, характерными для рассматриваемого случая.

7. Исключение из рассмотрения приращений параметров В, O и Т, попадающих в область фоновых флуктуаций.

8. Формирование решения - команды.

9. Включение исполнительного органа и сигнализации.

10. Повторение (при необходимости) п.п.1-9.

Очевидно возникновение вихря возможно и при других режимах пилотирования, например при снижении, при подъеме, при сложном маневрировании, когда имеется возможность попадания в отраженный от препятствия оставленный собственный вихрь или вихрь летящего впереди вертолета (особенно при наличии восходящего потока). Отметим, что от летящего вертолета распространяются волны, способные отражаться от земли и других препятствий.

Рассмотрим другие режимы. При подъеме имеем производные в виде:

где - производные, характерные для штатного (обычного) режима, - производные при вихревом образовании. Способ обнаружения вихря состоит из действий, по форме аналогичных рассмотренным. Однако их содержание определяется неравенствами 14. На практике может оказаться, что неравенства <,> следует заменить на ≪и≫.

При снижении имеем производные в виде:

где - производные, характерные дли штатного режима, - производные при вихревом образовании.

Способ обнаружения вихря состоит из аналогичных действий, содержание которых определяется неравенствами 15.

При медленном перемещении по "горизонтали" (особенно при полной нагрузке) производные можно представить в виде:

где - производные, характерные для штатного режима, - производные при вихревом образовании.

Способ обнаружения вихря состоит из указанных действий, содержание которых определяется неравенствами 16.

Важным действием является систематическая проверка штатной работы двигателя. Она заключается в проверке соответствия скорости вращения вала скорости подачи топлива при данной нагрузке. В случае несоответствия система обнаружения должна быть заблокирована (отключена), так как используемые признаки при неисправном двигателе могут содержать неопределенность. Иными словами, при формировании решения (п.8 перечня действий) должно быть учтено состояние двигателя. Вероятность выхода из строя редуктора (пассивное звено) значительна меньше.

Изменения во времени параметров В, О и Т имеют инфронизкочастотный характер (частота их изменений составляет доли герц). Обычные электронные способы вычисления (определения) производных в этом частотном диапазоне непригодны. В этом случае необходимо использовать оперативную память. С учетом этого действия (п.п.1-9) должны заканчиваться запоминанием. Результат каждого действия должен запоминаться. После окончания цикла информация стирается и система готова для дальнейшей работы.

Реализация способа потребует проведения предварительной работы, состоящей в следующем: расчленение летной работы на типовые режимы, выбор из них наиболее вероятных для образования вихря, определение численных значений (среднестатистических) производных параметров В, О и Т в штатном режиме. Необходимо использовать протоколы происшествий и анализ показаний регистраторов режимов полета ("черных ящиков") вертолетов, особенно потерпевших аварию. Анализ должен уточнить как характер, так и численные соотношения вышеиспользованных неравенств. По-видимому, указанные регистраторы являются хорошим источником информации. Однако их анализ необходимо провести с позиций предлагаемой физики образования и развития вихря над винтом вертолета.

Как в способе, так и в устройстве рассмотрение аналогов и сравнительный анализ с прототипом невозможен, так как предлагаемое изобретение является пионерным. Образование вихря над (перед) винтом ЛА не рассматривалось.

Способ обнаружения вихревого образования над (перед) винтом ЛА связан со способом борьбы с этим образованием. Последнее заключается в перегораживании пространства над (перед) винтом в момент зарождения вихря. Оптимальным способом для этого является перегораживание плоской струей сжатого воздуха, направленной по радиусу винта от центра к периферии или от периферии к центру вращения винта. Струя сжатого воздуха располагается параллельно диску винта, а ее плоскость перпендикулярна диску.

С целью существенно повлиять на вихрь (изменить его траекторию) кинетическая энергия струи должна быть примерно равной энергии вихря. Для визуализации вихря струя должна обладать значительно меньшей энергией. Ее воздействие на структуру воздушного потока должно быть наименьшим. Указанное выполняется регулированием длительности импульса. В первом случае импульс должен быть сравнительно длинным (продолжительным), во втором случае - коротким. Так дозируется масса струи.

Система сжатого воздуха включает баллон - источник сжатого воздуха, трубопровод, запорный вентиль или клапан и сопло-отверстие. Баллон расположен в корпусе ЛА. Сопло-отверстие монтируется на короткой перегородке и струя сжатого воздуха является ее продолжением. Сопло имеет внутренний профиль, позволяющий создавать подобие перегородки с наличием в струе составляющих, направленных навстречу вращению винта и к его диску (сменные насадки).

У вертолета перегородки могут крепиться как на задней верхней точке горизонтальной балки, так и на вертикальном штоке, проходящем через полость вала несущего винта. Примерно в тех же самых местах могут располагаться передающие телевизионные камеры, с помощью которых возможно обнаружение вихря. Подразумевается, что видеоконтрольное устройство (ВКУ) замкнутой телевизионной системы находится на приборной панели экипажа. На самолете возможно аналогичное крепление с использованием фюзеляжа или крыла вместо горизонтальной балки.

На фиг.6 представлена структурная схема системы обнаружения вихревого образования в аналоговом исполнении. Блоки 1, 2 и 3 являются первичными измерителями высоты полета В, скорости вращения винта О (количество оборотов в единицу времени) и расхода топлива Т. В качестве измерителей могут использоваться как штатные, применяемые на ЛА, так и специальные. В обоих случаях потребуются согласующие устройства. Однако их расположение в структурной схеме будет различным. Первичные измерители предназначены для преобразования неэлектрических величин В, О и Т в электрические. Измерители располагаются вблизи от источника информации, что уменьшает их погрешность.

Блок №1 - измеритель высоты (статического давления атмосферы). Возможна следующая конструкция (10, с.589). В качестве чувствительного элемента используется анероидная коробка с реостатным преобразователем. Последний включается в измерительный мост, питаемый постоянным или переменным током (одна диагональ моста). Ко второй диагонали подключен вход предварительного усилителя 4, нагруженный фильтром низкой частоты 7 и имеющий орган масштабирования. В случае цифрового варианта фильтр низкой частоты (ФНЧ) нагружается аналого-цифровым преобразователем (АЦП). Вместо метода прямого измерения может быть использован метод с уравновешиванием. Он обладает меньшей погрешностью, однако является более сложным.

Блок №2 - измеритель скорости вращения вала несущего винта. Методы измерения скорости изложены на с.602 (см.10). Используются тахометры индукционные, частотные и стробоскопические. Для рассматриваемого случая возможно использование индукционного тахометра (генератора постоянного тока). Магнитная система располагается на вращающемся валу. При этом наличие щеточно-коллекторного аппарата существенно снижает надежность устройства. Возможно использование синхронного генератора (10, с.453) совместно с конденсаторным частотомером. Последнее позволяет иметь на выходе постоянное напряжение, пропорциональное скорости вращения вала, и при необходимости использовать типовой АЦП. Очевидно после частотомера возможна постановка ФНЧ.

Блок №3 - измеритель скорости поступления топлива к двигателю (расходомер). Методы измерения параметров движения жидкостей изложены в 10 на c.617. Наиболее подходящими являются следующие. Индукционный расходомер (10, с.621) требует использования предварительного усилителя 6 с повышенным коэффициентом передачи, наличия в качестве нагрузки выпрямителя 9 и ФНЧ 11. Удельное сопротивление топлива должно находиться в диапазоне 10³-10⁵ (Ом·м). Тахометрический расходомер (10, с.455) использует турбину, помещенную в трубопровод. Последнее является существенным недостатком.

При отсутствии штатных измерителей параметров В, О и Т или непригодности необходимо разработать их. Первичные измерители, состоящие из датчиков и усилительно-преобразовательных частей, в настоящее время чаще выполняются в аналоговом виде. Их функциональная схема такова. Датчик, преобразующий неэлектрическую величину в электрическую, располагается на объекте измерения. Предварительный усилитель масштабирует сигнал, полученный от датчика, и в некоторых случаях корректирует его нелинейность. Выпрямитель или фазочувствительный выпрямитель нагружает предварительный усилитель в случае передачи информации с помощью модуляции несущей частоты. Затем следует фильтр низкой частоты, пропускающий только инфранизкие частоты, в которых содержится информация об изменениях параметров В, О и Т.

В случае наличия цифрового датчика рассмотренная последовательная цепь должна строиться с использованием цифровых методов. Тем более, что далее следует дифференцирование, ограничение, компарирование и логика. Учитывая изложенное, автор в формуле использует обобщенный термин - измеритель.

Блоки №№ 12, 13 и 14 - однотипные дифференцирующие устройства, вычисляющие инфранизкочастотные приращения параметров В, О и Т. Устройство принимает, запоминает и передает в звено сравнения (вычитания) мгновенные значения как предыдущего, так и последующего параметра. На фиг.7 представлена функциональная схема устройства. Запоминание выполняется звеньями 4 и 6. Прием информации производится с помощью ключей (звенья 2 и 3). Считывание - ключом 5 (звено 9). Стирание информации осуществляется ключами 3 и 4 (звенья 5 и 7).

Запоминающие устройства ЗУ1 и ЗУ2 могут выполняться с использованием конденсатора, подключенного к входу усилителя с большим входным сопротивлением. При стирании конденсатор шунтируется ключом. Звено сравнения 8 вычитает из последующего значения параметра предыдущее.

На фиг.8 представлена одна из возможных функциональных схем коммутационного генератора (блок №15, фиг.6), являющегося атрибутом рассмотренного дифференцирующего устройства. Генератор может быть построен по кольцевой схеме, состоящей из повторяющегося набора ждущих мультивибраторов 1, 4, 10, 8, формирователей коротких импульсов 3, 9, 12, 5 (мультивибратор запускается от заднего фронта импульса, вырабатываемого предыдущим мультивибратором). Выход каждого мультивибратора нагружен усилителем мощности (звенья 2, 6, 11, 7), позволяющим подключать несколько ключей. Первый запускающий импульс формируется специальной схемой. Первый мультивибратор вырабатывает импульс, в течение которого ЗУ1 подключено к первичному измерителю. Второй мультивибратор генерирует импульс для подключения ЗУ2 к ПИ. Третий мультивибратор подключает нагрузку к схеме сравнения (операция считывания). Далее следует стирание информации от импульса четвертого мультивибратора и цикл повторяется.

Итак, начальная часть устройства преобразует три неэлектрические величины В, О и Т в электрические и определяет (вычисляет) их производные по времени. Средняя часть устройства должна анализировать производные, выявляя наличие неравенств 13-16 (режимы полета №№1-4). Результатом анализа должна быть команда-сигнал обнаружения вихревого образования. Эта часть устройства сосредоточена в блоках 16 и 17 (фиг.6).

Средняя часть устройства может быть выполнена двояко. Во-первых, в виде отдельных схем, каждая из которых предназначена для одного из перечисленных режимов полета (фиг.9-12). Переключение (выбор) схемы может быть как ручным, так и автоматическим. Напомним, что устройство включается эпизодически, на наиболее опасных участках. В основное время полета устройство выключено. При этом может оказаться полное отсутствие его необходимости. Второе исполнение устройства может быть универсальным, пригодным для всех режимов полета.

Оконечна